Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя



Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя
Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя

 


Владельцы патента RU 2409745:

Письменный Владимир Леонидович (RU)

Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя заключается в охлаждении отбираемого у двигателя воздуха с последующей его подачей через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, во внутренние полости турбинных лопаток. Газотурбинный двигатель является турбоэжекторным двигателем. Воздух для охлаждения отбирается от входного устройства, охлаждается путем смешения с водой или топливом и подается во внутренние полости турбинных лопаток через вал двигателя и каналы центробежного компрессора, встроенного в рабочее колесо турбины. Изобретение направлено на повышение тяговой мощности и увеличение скорости полета за счет увеличения температуры в основной камере сгорания. 3 з.п. ф-лы, 2 ил.

 

Изобретение относится к авиадвигателестроению.

В газотурбинных двигателях (ГТД) температура газа в основной камере сгорания зависит как от количества сгораемого топлива (коэффициента избытка воздуха), так и от температуры воздуха, поступающего в камеру сгорания, и может достигать 2600÷2800 К (при более высоких температурах происходит диссоциация продуктов сгорания). Жаропрочность турбинных лопаток, как правило, не превышает 1200 К. Существующие способы охлаждения турбинных лопаток позволяют повышать температуру газа перед лопатками до 2000 К, что на 600÷800 градусов меньше той, которую можно допустить (иметь) в камере сгорания ГТД. Наличие указанной разницы вынуждает ограничивать подачу топлива (температуру газа в основной камере сгорания) и соответственно - мощность ГТД.

Целью изобретения является разработка способа, позволяющего создать условия, при которых температуру газа в основной камере сгорания ГТД можно повысить до 2600÷2800 К (снять ограничения по подаче топлива, накладываемые турбиной).

Известны открытые и замкнутые системы охлаждения турбинных лопаток (Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1983, с.189, рис.11.1 и 11.2). В открытых системах охладитель (например, воздух, отбираемый от компрессора) используется для отвода тепла от лопаток однократно, после чего выпускается в проточную часть турбины. В замкнутых системах жидкий или газообразный теплоноситель циркулирует в замкнутом контуре, включающем внутренние полости лопаток и теплообменник.

Известна система воздушного охлаждения турбинных лопаток открытого типа, которая используется в авиационном газотурбинном двигателе АЛ-31Ф (Теория, расчет и проектирование авиационных двигателей и энергетических установок. Под ред. В.А. Сосунова, В.М. Чепкина. - М.: Изд-во МАИ, 2003 г., стр.656, рис.22.1). В этой системе воздух, отбираемый от компрессора, охлаждается в теплообменнике, установленном во втором контуре, и через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, подается во внутренние полости турбинных лопаток.

Известен турбоэжекторный двигатель (Патент RU 2190772, МПК 7 F02С 3/32, 1999 г.), у которого температура газа перед турбинными лопатками ниже, чем на выходе из основной камеры сгорания, а степень повышения давления в осевом компрессоре πк менее четырех.

Поставленная цель достигается тем, что в турбоэжекторном двигателе (ТРДЭ) воздух для охлаждения турбинных лопаток отбирается от входного устройства, охлаждается, смешиваясь с водой (топливом) во внутренней полости вала двигателя, сжимается в низконапорном (πк=1,8÷2,0) центробежном компрессоре, встроенном в рабочее колесо турбины, с последующей его подачей через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, во внутренние полости турбинных лопаток, откуда истекает в проточную часть турбины, отбирая тепло от лопаток и создавая защитную (газовую) пленку на поверхности пера каждой из них.

Сущность изобретения заключается в том, что для достижения поставленной цели осуществляется двойное охлаждение: а) горячего газа - воздухом второго контура; б) турбинных лопаток - воздухом, отбираемым от входного устройства, расход которого более восьми процентов от расхода воздуха через компрессор. При необходимости эффект охлаждения лопаток усиливается за счет использования хладоресурса жидкости (воды или топлива).

Существенным является использование газодинамической схемы турбоэжекторного двигателя, которая позволяет реализовать указанное выше двойное охлаждение.

На фиг.1 изображена схема турбоэжекторного двигателя, иллюстрирующая способ охлаждения турбинных лопаток;

на фиг.2 изображены зависимости повышения температуры газа перед турбиной от величины снижения температуры охлаждающего воздуха.

Турбоэжекторный двигатель (фиг.1) состоит из турбокомпрессора 1, включающего компрессор, основную камеру сгорания, камеру смешения, турбину, соединенную с компрессором полым валом 2, имеющую встроенный в рабочее колесо центробежный компрессор 3, полые лопатки 4, наружного канала 5, форсажной камеры 6.

Способ охлаждения турбинных лопаток 4 осуществляется следующим образом. Воздух (более восьми процентов от расхода воздуха через компрессор) из выходного устройства за счет разрежения, создаваемого центробежным компрессором 3, поступает внутрь вала 2 и далее - в центробежный компрессор 3, имеющий расчетную степень повышения давления πк=1,8÷2,0, после чего через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, - во внутренние полости лопаток 4, где за счет теплообмена и организации пленочного (заградительного) охлаждения осуществляется понижение температуры лопаток.

В том случае, если температуру лопаток невозможно понизить до допустимого значения, что имеет место на скоростях полета М>3,5, внутрь вала 2 подается вода в количестве, необходимом для понижения температуры лопаток до допустимого значения. Температура воздуха на скоростях полета М>3,5 составляет более 600 К. Вода, попадая внутрь вала, испаряется, поглощая теплоту. Образующаяся паровоздушная смесь имеет более низкую температуру и более высокую теплоемкость, чем исходный воздух, что способствует лучшему охлаждению лопаток.

У форсированных двигателей вместо воды внутрь вала 2 подается топливо, используемое в форсажной камере.

Существенным для достижения поставленной цели является то, что в турбоэжекторном двигателе наряду с процессами, описанными выше, происходит охлаждение газа, выходящего из основной камеры сгорания, воздухом наружного контура 5. Благодаря этому температура газа перед турбиной Тг* оказывается существенно ниже температуры газа в камере сгорания (температура газа перед турбиной ТРДЭ при стехиометрическом составе топлива в основной камере сгорания составляет ~2300 К).

Покажем, что предлагаемые меры достаточны, чтобы обеспечить работоспособность турбины при Тг* более 2300 К.

На фиг.2 показаны зависимости повышения температуры газа перед турбиной от величины снижения температуры охлаждающего воздуха ΔТво, построенные с использованием метода малых отклонений для ГТД пятого поколения (Тг*=2000 К; πк=25). Зависимости построены для трех значений коэффициента интенсивности охлаждения θ=0,6; 0,7; 0,8 (Казанджан П.К., Тихонов Н.Д., Янко А.К. Теория авиационных двигателей. - М.: Машиностроение, 1983, с.195, рис.11.8). Видно, что уменьшение температуры охлаждающего воздуха на 70÷200 градусов позволяет повысить Тг* до 2300 К и более. В ТРДЭ снижение температуры охлаждающего воздуха только за счет уменьшения степени сжатия охлаждающего воздуха с 25 (ГТД пятого поколения) до 1,8-2,0 (ТРДЭ) составляет более 400 градусов, а следовательно, температура газа перед турбинными лопатками без каких-либо доработок может быть увеличена до 2300 К и более.

Таким образом, предлагаемый способ позволяет снять температурные ограничения (ограничения по подаче топлива), накладываемые газовой турбиной на работу основной камеры сгорания ГТД, и при необходимости - довести температуру газа в основной камере сгорания до 2600-2800 К.

Снятие указанных ограничений позволит существенно повысить тяговую мощность ГТД и, как следствие, увеличить скорость полета летательных аппаратов. Расчетные исследования показывают, что ТРДЭ позволяют без применения форсажа разгонять летательные аппараты до скоростей полета М=5,0 (В.Л.Письменный. Концепция газотурбинного двигателя для гиперзвуковых скоростей полета // Полет, 2009, №8. С.19-23). При этом общий коэффициент полезного действия ТРДЭ составляет порядка 50 процентов.

1. Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя, заключающийся в охлаждении отбираемого у двигателя воздуха с последующей его подачей через каналы, выполненные в рабочем колесе турбины, во внутренние полости турбинных лопаток, отличающийся тем, что газотурбинный двигатель является турбоэжекторным двигателем, у которого воздух для охлаждения отбирается от входного устройства, охлаждается путем смешения с водой или топливом и подается во внутренние полости турбинных лопаток через вал двигателя и каналы центробежного компрессора, встроенного в рабочее колесо турбины.

2. Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что центробежный компрессор имеет расчетную степень повышения давления - 1,8÷2,0.

3. Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что количество отбираемого от входного устройства воздуха для охлаждения турбинных лопаток составляет более восьми процентов от расхода воздуха через компрессор.

4. Способ охлаждения турбинных лопаток газотурбинного двигателя по п.1, отличающийся тем, что вода подается при температурах воздуха более 600 К.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к турбинной лопатке, согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения. .

Изобретение относится к турбинной лопатке, содержащей профилированное, обтекаемое рабочим газом перо лопатки, которое имеет предназначенную для набегания рабочего газа переднюю кромку, а также заднюю кромку, предназначенную для сбегания рабочего газа, и первую систему каналов и вторую систему каналов для раздельного направления двух различных подаваемых раздельно в турбинную лопатку сред, при этом первая канальная система заканчивается, по меньшей мере, в одном первом расположенном в зоне задней кромки выходном отверстии для выдувания первой среды в рабочий газ.

Изобретение относится к высокотемпературным турбинам газотурбинных двигателей, а именно к способам и системам охлаждения рабочих лопаток турбин авиационных двигателей.

Изобретение относится к газотурбинным установкам и газотурбинным двигателям. .

Изобретение относится к тепловым и ядерным силовым установкам, в частности к реактивным двигательным установкам, и может быть использовано для защиты от тепловых потоков высокой плотности деталей и узлов, в том числе датчиков замера параметров рабочего тела, линий коммуникаций, а также устройств распыла дополнительной среды, располагаемых в тракте высокотемпературного, высокоскоростного рабочего тела силовой установки.

Изобретение относится к полой лопатке газотурбинного двигателя, в частности к полой лопатке ротора газовой турбины, типа турбины высокого давления турбореактивного двигателя

Изобретение относится к турбинной лопатке, согласно ограничительной части пункта 1 формулы изобретения, и к способу изготовления турбинной лопатки, согласно ограничительной части пункта 9 формулы изобретения

Изобретение относится к узлу, состоящему из лопатки и рубашки охлаждения лопатки, в направляющем сопловом аппарате газотурбинного двигателя

Изобретение относится к области энергетического машиностроения

Изобретение относится к области энергетического машиностроения, а более конкретно - к охлаждаемым лопаткам турбомашины
Наверх